[科普中國(guó)]-深失速

簡(jiǎn)介

現(xiàn)代民航飛機(jī)采用了發(fā)動(dòng)機(jī)后安裝的T形平尾新型布局，該型布局的飛機(jī)在試飛中，曾多次出現(xiàn)深失速，并造成嚴(yán)重飛行事故。

所謂深失速，就是飛機(jī)失速后，迎角自動(dòng)增大，到遠(yuǎn)超過(guò)臨界迎角的某一迎角被緊鎖，前進(jìn)速度急劇減少，下沉速度急劇增大的一種失速狀態(tài)。被緊鎖的迎角，稱(chēng)為深失速迎角，該角遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于臨界迎角。

在深失速狀態(tài)下，即使駕駛員推桿到底，升降舵下偏最大，也很難使飛機(jī)迎角減小而退出深失速狀態(tài)。因此，它是一種失控和危險(xiǎn)的飛行狀態(tài)。

為了避免飛機(jī)發(fā)生深失速事故，該類(lèi)飛機(jī)采取了一系列預(yù)防措施，使深失速事故概率大幅度降低。但要真正理解、自覺(jué)落實(shí)這些預(yù)防措施，甚至設(shè)法消除深失速，還須深刻理解其機(jī)理。1

相關(guān)研究帶有升力面的飛機(jī)，隨著飛行迎角的不斷提高，當(dāng)飛機(jī)達(dá)到最大可用升力系數(shù)所對(duì)應(yīng)的飛行狀態(tài)，必然進(jìn)入失速狀態(tài)。若不進(jìn)行糾正再提高攻角，則會(huì)進(jìn)入過(guò)失速，甚至鎖定在深失速狀態(tài)。

飛機(jī)正常飛行時(shí)，如果增加攻角，升力會(huì)提高，同時(shí)也會(huì)產(chǎn)生一個(gè)低頭力矩，也稱(chēng)為恢復(fù)力矩。此時(shí)新的平衡的實(shí)現(xiàn)需要施加縱向操縱。但是當(dāng)攻角提高到一定的程度后，氣流面內(nèi)逆壓梯度會(huì)逐漸增強(qiáng)，機(jī)翼上也相應(yīng)會(huì)出現(xiàn)局部氣流分離。這種初始的分離是不穩(wěn)定的，升力隨著不穩(wěn)定的分離產(chǎn)生抖動(dòng)，升力曲線開(kāi)始變彎，斜率變小，線性也會(huì)變差。在這個(gè)階段的飛行過(guò)程中，飛機(jī)就有可能進(jìn)入到不穩(wěn)定的飛行狀態(tài)中，左右機(jī)翼開(kāi)始出現(xiàn)升力的不平衡。如果再增加攻角，當(dāng)飛機(jī)達(dá)到最大升力點(diǎn)，這時(shí)分離區(qū)已擴(kuò)大到很大的范圍，升力將不再隨攻角而增加，力矩曲線也會(huì)或前或后出現(xiàn)反向，飛機(jī)已經(jīng)進(jìn)入不穩(wěn)定飛行狀態(tài)。如果此時(shí)駕駛員不加操作，飛機(jī)攻角會(huì)自動(dòng)增加而鎖定在深失速狀態(tài)。此時(shí)飛行高度急劇下降，最終可能導(dǎo)致墜機(jī)事故。

飛機(jī)失速攻角的提高、最大升力系數(shù)的增加、深失速的防止和推遲以及深失速的改出是不少空氣動(dòng)力工作者和飛機(jī)設(shè)計(jì)者們的研究目標(biāo)。由于飛機(jī)布局、結(jié)構(gòu)的差異和時(shí)代前進(jìn)對(duì)飛機(jī)提出的更新更高要求，失速和深失速的問(wèn)題也一直是氣動(dòng)工作者和飛機(jī)設(shè)計(jì)師研究的課題。新機(jī)研制中，需要了解該機(jī)的失速、深失速及其氣動(dòng)力特性。能改善飛機(jī)失速后的氣動(dòng)力特性、提供深失速的預(yù)防措施及其進(jìn)入深失速后的改出控制律，是飛機(jī)研制成敗的關(guān)鍵因素之一。

關(guān)于深失速特性的研究開(kāi)始于T型尾翼布局的運(yùn)輸機(jī)。T型尾翼布局的飛機(jī)是一種比較常見(jiàn)的大型民用飛機(jī)。這種飛機(jī)由于平尾離機(jī)翼比較遠(yuǎn)，在正常飛行狀況下，氣流作用于平尾的下洗和動(dòng)壓損失也較小，飛行比較平穩(wěn)，并且可以獲得很好的平尾和升降舵效率。但是，深失速的流動(dòng)狀況是T型尾翼飛機(jī)在大迎角下比較容易出現(xiàn)的問(wèn)題。當(dāng)機(jī)翼失速后，飛機(jī)到達(dá)一定的迎角范圍(深失速迎角范圍)內(nèi)，平尾將會(huì)因?yàn)闄C(jī)翼的尾流而導(dǎo)致升降舵的效率降低，這就使深失速狀態(tài)的改出變得非常困難。為了保證飛行安全，深失速的特性及其改出是T型尾翼飛機(jī)在設(shè)計(jì)過(guò)程中必須要考慮的問(wèn)題。Lina等通過(guò)對(duì)T型尾翼飛機(jī)的深失速特性進(jìn)行研究，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，俯仰阻尼對(duì)深失速及改出特性的影響非常大，增大飛機(jī)阻尼將使深失速的改出更加困難。

后來(lái)，隨著現(xiàn)代殲擊機(jī)高機(jī)動(dòng)性、高敏捷性的要求，也出現(xiàn)了深失速的問(wèn)題?，F(xiàn)代殲擊機(jī)由于某些戰(zhàn)術(shù)的需求，如規(guī)避來(lái)襲的導(dǎo)彈，需要一些機(jī)動(dòng)動(dòng)作如躍升，躍降和側(cè)移等，這就要求殲擊機(jī)具有較高的機(jī)動(dòng)能力。為了提高其機(jī)動(dòng)性能，對(duì)于某些殲擊機(jī)，在亞音速時(shí)采用了放寬靜穩(wěn)定性（RSS）的設(shè)計(jì)，將其設(shè)計(jì)為縱向靜不穩(wěn)定的，飛機(jī)的穩(wěn)定性主要依靠殲擊機(jī)的飛行控制系統(tǒng)來(lái)滿足。放寬靜穩(wěn)定性設(shè)計(jì)的殲擊機(jī)只在大迎角范圍內(nèi)有一個(gè)穩(wěn)定平衡點(diǎn)，在小迎角下有一個(gè)不穩(wěn)定的平衡點(diǎn)。這類(lèi)殲擊機(jī)在大迎角下飛行時(shí)很容易進(jìn)入深失速鎖定狀態(tài)。

殲擊機(jī)深失速原因造成殲擊機(jī)在大迎角時(shí)進(jìn)入深失速區(qū)的原因主要有兩種:第一種原因是殲擊機(jī)大迎角機(jī)動(dòng)過(guò)程中的運(yùn)動(dòng)禍合和慣性耦合，由于運(yùn)動(dòng)禍合，當(dāng)帶有有利側(cè)滑的滾轉(zhuǎn)時(shí)，會(huì)產(chǎn)生很大的迎角增量。由于慣性禍合，殲擊機(jī)在大迎角下繞穩(wěn)定軸滾轉(zhuǎn)，也會(huì)產(chǎn)生很大的上仰力矩。由于這種原因造成的深失速可以通過(guò)設(shè)計(jì)控制系統(tǒng)予以消除;第二種可能進(jìn)入深失速的原因是殲擊機(jī)進(jìn)入到急劇的上仰。自動(dòng)抬頭，減速爬升。在爬升結(jié)束后由于速度降到很低，也會(huì)造成深失速。由第二種原因造成的深失速是無(wú)法通過(guò)控制系統(tǒng)防止的。飛機(jī)一旦進(jìn)入深失速狀態(tài)，動(dòng)壓的損失會(huì)使迎角限制器的功能喪失，并且用常規(guī)的推桿方法是不能改出的。

深失速改出特性研究由于深失速狀態(tài)是危險(xiǎn)、失控的，可能導(dǎo)致機(jī)毀人亡，造成非常嚴(yán)重的后果。因此，為了預(yù)防進(jìn)入深失速，許多飛機(jī)上都有防止措施。一些飛機(jī)安裝有皮托管和攻角傳感器的裝置，當(dāng)飛機(jī)攻角達(dá)到或接近抖振攻角時(shí)，就會(huì)通過(guò)燈光和聲響來(lái)警告駕駛員。還有不少飛機(jī)裝有“抖桿器”，當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入抖振狀態(tài)時(shí)，駕駛桿會(huì)自動(dòng)抖動(dòng)，提醒駕駛員調(diào)整飛行姿態(tài)以避免進(jìn)入深失速，駕駛員感知到機(jī)翼自然抖動(dòng)后，需要盡快采取措施，推桿低頭。如果駕駛員收到警告后仍然沒(méi)有采取措施防止進(jìn)入深失速，飛機(jī)上還裝備有“自動(dòng)推桿器”。即使在抖振后駕駛員沒(méi)有處理，飛機(jī)也會(huì)自動(dòng)推桿、低頭、加速，防止進(jìn)入深失速。還有些飛機(jī)裝有迎角限制器，將其迎角限制某一固定值內(nèi)，防止飛機(jī)迎角過(guò)大而進(jìn)入深失速。

盡管加入了這些措施防止深失速，但是，由于現(xiàn)代殲擊機(jī)高性能的要求需要大迎角飛行，甚至是過(guò)失速機(jī)動(dòng)。殲擊機(jī)在大迎角失速狀態(tài)下，如果駕駛員操作失誤或突然遭遇強(qiáng)烈的垂直陣風(fēng)等其他因素使殲擊機(jī)迎角持續(xù)增大，也可能造成殲擊機(jī)進(jìn)入深失速。如果已經(jīng)進(jìn)入了深失速狀態(tài)，上述措施就失去了作用。因此，在殲擊機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)時(shí)就必須考慮深失速改出問(wèn)題。這對(duì)殲擊機(jī)操作性、安全性、機(jī)動(dòng)性，以及取得空戰(zhàn)優(yōu)勢(shì)有著非常重大的意義。

深失速改出控制研究也開(kāi)始于T型尾翼飛機(jī)，鄭賢芬等建立了考慮駕駛員模型在內(nèi)的某T型尾翼飛機(jī)數(shù)學(xué)模型，通過(guò)分析發(fā)現(xiàn)，升降舵操縱規(guī)律、駕駛員數(shù)學(xué)模型參數(shù)和氣動(dòng)力矩對(duì)深失速改出特性也有重要影響。發(fā)動(dòng)機(jī)的位置對(duì)深失速也具有一定的影響，對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)后裝的T型尾翼飛機(jī)，胡傳嘩通過(guò)建立其大迎角失速后的平尾力矩系數(shù)表達(dá)式，分析了氣流對(duì)飛機(jī)平尾的影響，并揭示了這種類(lèi)型飛機(jī)的深失速機(jī)理，研究了深失速預(yù)防和消除方法。陳永亮等提出了一種改出深失速的滑模反控制方法，在深失速區(qū)域內(nèi)設(shè)計(jì)一個(gè)不穩(wěn)定的滑?？刂破鳎癸w機(jī)的運(yùn)動(dòng)遠(yuǎn)離深失速平衡點(diǎn)，跳出深失速走廊，最后推桿使飛機(jī)回到正常的迎角范圍，從而改出深失速。劉志濤等對(duì)民用飛機(jī)的大攻角深失速狀態(tài)下復(fù)雜的空間流場(chǎng)特性進(jìn)行了研究，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，通過(guò)增加短艙上移和阻力板能夠?qū)ζ轿蔡幍臍怏w流動(dòng)帶來(lái)很大影響，從而使飛機(jī)的深失速改出特性發(fā)生很大變化。

現(xiàn)代高性能的殲擊機(jī)在大迎角飛行時(shí)也會(huì)存在深失速的問(wèn)題，這使得深失速的研究對(duì)提高殲擊機(jī)的機(jī)動(dòng)性獲得空戰(zhàn)優(yōu)勢(shì)有著重要的意義。Gousman等研究了某放寬靜穩(wěn)定性飛機(jī)的深失速特性，通過(guò)分支分析方法計(jì)算了飛機(jī)縱向平衡分支面發(fā)現(xiàn)，該飛機(jī)只有一個(gè)大迎角穩(wěn)定的深失速平衡點(diǎn)。最后，計(jì)算了大迎角下的深失速平衡點(diǎn)吸引區(qū)，設(shè)計(jì)了深失速改出的俯仰振蕩控制律。辛建華等對(duì)飛機(jī)的深失速進(jìn)行了深入研究，使用相軌跡的方法分析了深失速的吸引域，用分支分析方法討論了靜態(tài)和動(dòng)態(tài)方法改出深失速的條件，并對(duì)深失速的改出的影響因素進(jìn)行了研究。余勇軍等對(duì)F-16戰(zhàn)斗機(jī)的深失速運(yùn)動(dòng)特性進(jìn)行了深入的討論與研究，由平尾連續(xù)變化得到平衡點(diǎn)的平衡面，分析了飛機(jī)的兩個(gè)平衡點(diǎn)分別是小迎角時(shí)的不穩(wěn)定平衡點(diǎn)和大迎角下的穩(wěn)定平衡點(diǎn)，確定了飛機(jī)具有深失速的特性。接著運(yùn)用反向積分方法計(jì)算了飛機(jī)深失速平衡點(diǎn)的吸引域，設(shè)計(jì)了深失速改出的俯仰震蕩控制律，分析研究了飛機(jī)在滾轉(zhuǎn)過(guò)程中，由于慣性禍合引起的深失速運(yùn)動(dòng)現(xiàn)象。周欲曉等對(duì)帶控制系統(tǒng)的放寬靜穩(wěn)定性飛機(jī)的深失速運(yùn)動(dòng)進(jìn)行了研究，運(yùn)用分支突變理論方法，得出了飛機(jī)的平衡分支圖，分析了飛機(jī)的平衡面及飛機(jī)進(jìn)入深失速的可能性，用俯仰震蕩法改出了深失速的狀態(tài)。分析討論了系統(tǒng)可變參數(shù)發(fā)生變化對(duì)飛機(jī)深失速特性的影響[}ts}。飛機(jī)在大迎角下具有穩(wěn)定的配平點(diǎn)，且配平迎角受升降舵偏轉(zhuǎn)的影響不大，表明飛機(jī)具有大迎角下的深失速特性。在此基礎(chǔ)上運(yùn)用動(dòng)態(tài)改出法改出了深失速，仿真結(jié)果表明，放寬靜穩(wěn)定性的F-16戰(zhàn)斗機(jī)具有潛在的深失速特性，若飛機(jī)進(jìn)入深失速可通過(guò)俯仰震蕩的動(dòng)態(tài)方法改出。

由以上分析可知，深失速改出主要通過(guò)俯仰震蕩法增大飛機(jī)的縱向擾動(dòng)實(shí)現(xiàn)的。隨著現(xiàn)代計(jì)算機(jī)技術(shù)的持續(xù)發(fā)展和現(xiàn)代控制方法的研究深入，又催生出一些新的改出控制方法。有人采用粒子群優(yōu)化算法和模糊控制算法進(jìn)行深失速改出控制律的設(shè)計(jì)，也取得了良好的改出效果。2